El sistema de propulsión de descenso (DPS - pronunciado 'inmersiones') o motor de descenso del módulo lunar (LMDE), designación interna VTR-10 , es un motor cohete hipergólico de aceleración variable inventado por Gerard W. Elverum Jr. [3] [4] [ 5] y desarrollado por Space Technology Laboratories (TRW) para su uso en la etapa de descenso del módulo lunar Apollo . Utilizó combustible Aerozine 50 y tetróxido de dinitrógeno ( N
2oh
4) oxidante. Este motor utilizaba un inyector de pivote , lo que allanó el camino para que otros motores utilizaran diseños similares.
El sistema de propulsión para la etapa de descenso del módulo lunar fue diseñado para transferir el vehículo, que contiene dos tripulantes, desde una órbita de estacionamiento lunar circular de 60 millas náuticas (110 km) a una órbita de descenso elíptica con un pericintión de 50.000 pies (15.000 m), luego proporciona un descenso motorizado a la superficie lunar, con tiempo de desplazamiento sobre la superficie lunar para seleccionar el lugar exacto de aterrizaje. Para realizar estas maniobras, se desarrolló un sistema de propulsión que utilizaba propulsores hipergólicos y un motor refrigerado por ablación alimentado por presión y con cardán que era capaz de estrangularse . También se utilizó un sistema ligero de presurización de helio criogénico. La extensión de la boquilla de escape fue diseñada para aplastar sin dañar el LM si golpeaba la superficie, lo que sucedió en el Apolo 15. [6]
Según la publicación histórica de la NASA Chariots for Apollo , "el motor de descenso del módulo lunar fue probablemente el mayor desafío y el desarrollo técnico más destacado de Apollo". [7] El requisito de un motor acelerable era nuevo para las naves espaciales tripuladas. Hasta ese momento se habían realizado muy pocas investigaciones avanzadas sobre motores de cohetes de empuje variable. Rocketdyne propuso un motor alimentado por presión que utiliza la inyección de gas helio inerte en el flujo de propulsor para lograr una reducción del empuje a un caudal de propulsor constante. Si bien el Centro de Naves Espaciales Tripuladas (MSC) de la NASA consideró que este enfoque era plausible, representó un avance considerable en el estado de la técnica. (De hecho, la ingestión accidental de helio presurizado resultó ser un problema en el AS-201 , el primer vuelo del motor del módulo de servicio Apollo en febrero de 1966). Por lo tanto, MSC ordenó a Grumman que llevara a cabo un programa de desarrollo paralelo de diseños competitivos. [7]
Grumman celebró una conferencia de postores el 14 de marzo de 1963, a la que asistieron Aerojet General , la División de Motores de Reacción de Thiokol , la División del Centro Tecnológico Unido de United Aircraft y Space Technology Laboratories, Inc. (STL). En mayo, STL fue seleccionado como competidor del concepto de Rocketdyne. STL propuso un motor que además de estrangularse tenía un cardán, usando válvulas de control de flujo y un inyector de pivote de área variable , de manera muy similar a como lo hace un cabezal de ducha, para regular la presión, la tasa de flujo de propulsor y el patrón de mezcla de combustible. en la cámara de combustión. [7]
El primer encendido a toda velocidad del motor de descenso LM de Space Technology Laboratories se llevó a cabo a principios de 1964. Los planificadores de la NASA esperaban que uno de los dos diseños drásticamente diferentes saliera como el claro ganador, pero esto no sucedió durante 1964. Gerente de la Oficina del Programa de la Nave Espacial Apolo Joseph Shea formó un comité de expertos en propulsión de la NASA, Grumman y la Fuerza Aérea, presidido por el diseñador de naves espaciales estadounidense Maxime Faget , en noviembre de 1964 para recomendar una opción, pero sus resultados no fueron concluyentes. Grumman eligió Rocketdyne el 5 de enero de 1965. Aún no satisfecho, el director de MSC, Robert R. Gilruth, convocó su propia junta directiva de cinco miembros, también presidida por Faget, que revocó la decisión de Grumman el 18 de enero y adjudicó el contrato a STL. [7] [8]
Para mantener el DPS lo más simple, liviano y confiable posible, los propulsores se alimentaron a presión con gas helio en lugar de usar turbobombas pesadas, complicadas y propensas a fallas . Se cargó y almacenó helio supercrítico criogénico a 3500 psi (24 MPa). [9] : 4 La presión del helio se reguló a 246 psi (1,70 MPa) para los tanques de propulsor. [9] : 4 La presión del helio aumentaría gradualmente a medida que se calentaba y eventualmente se ventilaría. El sistema también estaba equipado con un diafragma de goma que explotaría cuando la presión del helio alcanzara un cierto nivel y permitiría que el gas se liberara sin causar daño al espacio. Sin embargo, una vez que se acabara el helio, el DPS ya no estaría operativo. Esto no se consideró un problema ya que normalmente la liberación de helio no se produciría hasta después de que el módulo lunar estuviera en la Luna, momento en el que el DPS había completado su vida operativa y nunca volvería a ser disparado.
El diseño y desarrollo de la innovadora cámara de empuje y el diseño del pivote se atribuyen al ingeniero aeroespacial de TRW Gerard W. Elverum Jr. [10] [11] [12] El motor podía acelerar entre 1050 libras de fuerza (4,7 kN) y 10 125 libras de fuerza. fuerza (45,04 kN), pero se evitó la operación entre 65% y 92,5% de empuje para evitar la erosión excesiva de la boquilla. Pesaba 394 libras (179 kg), con una longitud de 90,5 pulgadas (230 cm) y un diámetro de 59,0 pulgadas (150 cm). [6]
El LMDE logró un papel destacado en la misión Apolo 13 , sirviendo como motor de propulsión principal tras la explosión del tanque de oxígeno en el Módulo de Servicio Apolo . Después de este evento, los controladores de tierra decidieron que el sistema de propulsión de servicio ya no podía operarse de manera segura, dejando el motor DPS en Aquarius como el único medio para maniobrar el Apolo 13.
Para extender el peso de la carga útil de aterrizaje y los tiempos de permanencia en la superficie lunar, los últimos tres módulos lunares Apollo se actualizaron agregando una extensión de boquilla de 10 pulgadas (25 cm) al motor para aumentar el empuje. La campana de escape de la boquilla, como la original, fue diseñada para aplastarse si golpeaba la superficie. Nunca lo había hecho en los primeros tres aterrizajes, pero se dobló en el primer aterrizaje extendido, el Apolo 15 .
Después del programa Apollo, el DPS se desarrolló aún más hasta convertirse en el motor TRW TR-201 . Este motor se utilizó en la segunda etapa, denominada Delta-P , del vehículo de lanzamiento Delta ( series Delta 1000 , Delta 2000 , Delta 3000 ) durante 77 lanzamientos exitosos entre 1972 y 1988. [13]